А Б В Г Д Е Є Ж З І Ї Й К Л М Н О П Р С Т У Ф Х Ц Ч Ш Щ Ю Я
Форма - крило
Форма крила в плані і його відносна товщина істотно впливають на коефіцієнти fr і А, що характеризують поляра (див. § 4.4), а також на коефіцієнт підйомної сили су.
Форма крила в плані (стріловидність передньої кромки) впливає на опір і підйомну силу.
Для деяких форм крила в плані відшукання розподілу параметрів потоку в точках поверхні крила істотно спрощується в порівнянні із загальним випадком.
При такій формі крила літака, коли від нього відривається вихор повітря, для якого характерно обертання проти годинникової стрілки, навколо крила через необхідність збереження моменту механічного імпульсу утворюється вихор протилежного знаку.
Установка поворотною заслінки при регулюванні вапняної суспензії. Конструктивно поворотні заслінки розрізняються за формою крила. У системах регулювання реагентів застосовуються заслінки з плоским крилом.
Підвищення стійкості по перевантаженню при переході від дозвукового польоту до надзвукового. Великий вплив на положення фокусу надає форма крила в плані. Наприклад, експериментально виявлено, що трикутні крила характеризуються відносно меншим зміщенням фокусу при збільшенні числа М, ніж прямі або стрілоподібні крила. Не виключена можливість створення і таких крил, які матимуть приблизно однакове становище фокусу при різних швидкостях польоту.
Збільшення су при відхиленні щитка пояснюється зміною форми крила, яке можна умовно звести до збільшення кута атаки і угнутості профілю, а також поліпшенням обтікання верхньої поверхні крила за рахунок підсосу прикордонного шару в розріджену зону позаду щитка.
Чудовим прикладом використання цього принципу є відкрита Жуковським форма крила літака.
Уявімо собі для конкретності, що потрібно вибрати форм крила, при якій швидкість польоту, необхідна для підтримки даного літака в умовах горизонтального руху, буде найменшою. Мінімальна для даного літака швидкість. Зазвичай прагнуть до того, щоб вона була якомога меншою, так як при цьому буде мінімальною довжина пробігу літака при посадці і, що особливо важливо в разі сильно навантаженого літака, довжина розбігу при зльоті.
В цьому випадку наша задача вирішується просто: форму крила треба взяти таку, щоб його глибина була пропорційна заданої для розглянутого перетину підйомної силі. Отже, для того щоб крило мало еліптичне розподіл підйомної сили, йому необхідно надати форму, складену з двох напівеліпса, наприклад зображену на фіг. Завдяки такій формі центри тиску окремих профілів розташовуються на одній прямій, так що це крило дійсно можна замінювати прямолінійним несучим вихором.
На жаль, експериментальні дані не підтверджують зміни підйомної сили зі зміною форми крила, зазначених вище теорією Жуковського.
Значно менш поширені осьові вентилятори з так званими профільними лопатками, мають форму крила літака, або Чечевицеподібних. Ці вентилятори за рахунок великої міцності лопаток здатні розвивати великі тиску, ніж вентилятори з листовими лопатками.
У порівнянні з ізольованим крилом підйомна сила такого ж за розмірами і формою крила при його приєднання до корпусу збільшується. Це відбувається тому, що потік, обурений корпусом, обтікає крило під великими місцевими кутами атаки. При цьому зростає перепад тисків знизу і зверху крила, що і обумовлює збільшення його підйомної сили.
До вказаних чинників в першу чергу потрібно віднести кути атаки і ковзання, форму крила в плані, відстань від поверхні розділу.
Корпус датчика (рис. 76), який призначається для дослідження дисперсного потоку, що рухається в трубі, має форму крила і наступні основні розміри: товщиною 3 2 довжину 38 ширину 228 мм. У корпусі (2) датчика є дві канавки на відстанях 1 7 і 6 8 мм, по яких проходять дві капілярні трубки з внутрішнім діаметром 0 7 мм. Трубки закріплюються в канавках за допомогою епоксидної смоли. У центральній частині датчика на його кромці, зверненої до потоку, є проріз шириною 0 8 і довжиною 9 5 мм.
Рідинні заспокоювачі застосовують, якщо необхідно отримати значний коефіцієнт заспокоєння, або в тому випадку, коли введення додаткової деталі у формі крила повітряного успокоителя призводить до неприпустимого збільшення моменту інерції рухомої частини ІМ. Рідинні заспокоювачі бувають двох видів. У одних вся рухома частина ІМ поміщена у футляр з рідиною - маслом або спиртом. У вузькій щілині між рухомим 5 і нерухомим 7 кільцями крапля 6 практично несохнущей (час 50% - ного висихання - до 50 років) кремнийорганической рідини надійно утримується силами по-рерхностного натягу. В Залежно від в'язкості рідини досягається різна ступінь заспокоєння.
Рідинні заспокоювачі застосовують, якщо необхідно отримати значний коефіцієнт заспокоєння, або в тому випадку, коли введення додаткової деталі у формі крила повітряного успокоителя призводить до неприпустимого збільшення моменту інерції рухомої частини ІМ. Рідинні заспокоювачі бувають двох видів. У одних вся рухома частина ІМ поміщена у футляр з рідиною - маслом або спиртом. У вузькій щілині між рухомим 5 і нерухомим 7 кільцями крапля 6 практично несохнущей (час 50% - ного висихання - до 50 років) кремнийорганической рідини надійно утримується силами поверхневого натягу. Залежно від в'язкості рідини досягається різна ступінь заспокоєння.
Вуалювати відображення. | Схематичне зображення забороненого кута. А - вуалювати відображення, викликані арматурою з компонентом світловіддачі, спрямованим строго вниз; Б - світильники з світлорозподілом в формі крила кажана, призначені для попередження вуалювати відображень на горизонтальну робочу поверхню.
Загальна ідея очевидна: якщо потрібно міняти масу тіла, що рухається, а масу міняти не можна з певних міркувань, то тілу треба надати форму крила і, змінюючи нахил крила до напрямку руху, отримувати додаткову силу, спрямовану в потрібну сторону.
Так як циркуляція залежить не тільки від форми профілю, але також від кута атаки і від глибини крила, то звідси випливає, що рішення поставленого завдання про форму крила при заданій підйомній силі неоднозначно.
Коефіцієнт опору. В початку 1947 р стали з'являтися роботи, в яких пропонувалися, методи вирішення задач про усталеному і несталому обтіканні крил з урахуванням кінцевого ефекту стосовно різним приватним видам форм крила в плані.
Численні експериментальні дослідження показують, що па багнистих крилах трикутної і близькою до них форми в плані (Малого подовження і великий стрілоподібності) з гострою передньою кромкою при помірних кутах атаки ішможпо стійке стаціомаріос відривний обтікання з утворенням носовій безглузді н згортанням її і спіральні джгути, аналогічне обтіканню бічної кромки прямокутного і близького йому за формою крила малого подовження. Через а пліянія посопих ннхрсй таке обтікання супроводжується збільшенням підйомному сили.
У роботі Ю. Л. Жиліна (1964) визначається Наївигоднейшая форма крила в плані поблизу землі. При малих відстанях до землі форма крила, що має найменшу індуктивний опір, істотно відрізняється від еліптичної в сторону більш швидкого зменшення хорди крила за розмахом.
У наші дні авіація має більшою розмаїтістю конструктивних схем літаків для великих швидкостей польоту. Однією з них є літак з дельтоподібної формою крила (в плані нагадує накреслення цієї грецької букви), або з трикутною. Дельта-крило - одна з форм крил малого подовження, найбільш придатних для польоту на близько - і надзвукових швидкостях. Використовується і стреловидное крило великого подовження. Цікавою формою крила є тонке пряме крило. Обидва типи крил мають ряд аеродинамічних і конструктивних переваг в порівнянні зі звичайними крилами літаків.
Місце виникнення відриву і подальший його розвиток визначаються формою крила в плані. Для перетинів аеродинамічний плоского крила нескінченного розмаху з незмінним профілем коефіцієнт підйомної сили обмежений значенням з тах, яке для заданого профілю залежить від числа Re VJ /i. У будь-якому перетині по розмаху крила коефіцієнт підйомної сили ссіеач не може перевищити зазначеного вище максимального значення.
У розділі 6 ми розглядали завдання про ефективність захоплення частинок циліндром, розташованим перпендикулярно до повітряного потоку. Аналогічне завдання про зіткнення частинок з колекторами, які мають форму крила, детально досліджувалася в Лабораторії Льюїса при Національному консультативному комітеті з аеронавтики (США) за допомогою диференціальних аналізаторів ш, ш, пз (і було дано критичне обговорення опублікованих даних 1.4. Ми ж будемо виходити з моделі циліндричного колектора, так як цей випадок простіше і може бути застосований при розгляді обмерзання частин кістяка літака.
Обтічна форма транспортних машин, яка, втім, тоді звелася до вирівнювання кутів, прийшла в автомобілебудування з авіації, де вона була не тільки доцільною, але і просто необхідною. Таким чином теоретичні праці М. Є. Жуковського, в яких вирішувалися основні питання форми крила літака, вплинули також і на розробку форми інших транспортних (та й не тільки транспортних) машин.
Узгоджені навантаження в хвилеводі. Дуже зручним елементом для змінного атенюатора в прямокутному хвилеводі, в якому поширюється хвиля виду TE0i, є резистивная плівка[62], паралельна силовим лініям електричного поля. В одній з конструкцій атенюатора така плівка, нанесена на рухому діелектричну пластину в формі крила, вводиться через щілину, що прорізає в широкій стінці хвилеводу паралельно осі поширення. Приклад пристрою такого атенюатора, що застосовується на частоті 35 Ггц, показаний на рис. 413; у міру введення в хвилевід пластини загасання зростає до максимальної величини близько 20 дб. Витік енергії через щілину в хвилеводі можна зменшити за допомогою відповідних поглинаючих матеріалів, наявних у неї країв.
При проектуванні літального апарату виникає, по-перше, завдання вибору зовнішніх форм літального апарату і його частин. Було б неправильно уявляти собі, що для всіх випадків існує найкраща, так би мовити ідеальна, форма крила, фюзеляжу і інших частин літака. Насправді кожної швидкості, вантажопідйомності або іншому умові, висунутій до літака, відповідає своя, найкраща з аеродинамічній точки зору, зовнішня форма. Так, наприклад, транспортний, тихохідний літак повинен мати порівняно товсті крила, тоді як швидкісного необхідні тонкі. Навіть зовнішній вигляд удобообтекаемой форми змінюється при зміні швидкості польоту: для малих швидкостей вона закруглена спереду, для великих (надзвукових) - загострена. Завданням аеродинаміки при проектуванні є вибір найкращих зовнішніх форм літального апарату, відповідно до технічних умов, пред'являються проектованого об'єкту.
Видом, формою нагадує стрілу (в 1 знач. Стріловидну форма крила, а На аеродромі стоять потужні стрілоподібні літаки. Для жорстких дисків необхідні плаваючі головки. Сврім назвою вони зобов'язані аеродинамічному елементу, що має форму крила літака. Розміщується в його центрі магнітна головка плаває над поверхнею диска в стані динамічної рівноваги, коли сила відштовхування, створювана якого тягло (обертовим диском) повітрям, дорівнює силі пружини, яка прагне притиснути головку до диска.
Хоча формальна генетика просувалася вперед стрибками протягом останніх 40 - 50 років, наші знання в цій галузі досі все ще досить поверхневі. Що стосується центральної проблеми самоудвоения, то Дельбрук (1941 р) вдалося дати детальну, але гіпотетичну картину того, як амінокислоти можуть нанизуватися і утворювати конфігурацію, що перевершує раніше існуючу модель гена квантово-механічним резонансом на ділянці пептидних зв'язків. Зв'язок між геном і видимою ознакою, наприклад між формою крила дрозофіли, званої jaunty, і контролюючим його геном, є, звичайно, ланцюгом проміжних взаємодій. Коли невеликий шматочок твердого кристалічного тіла змушує насичений розчин того ж речовини кристалізуватися, ми стаємо свідками того, як зародок порядку здатний поширити порядок. Хоча ми ще не здатні простежити за фізичним процесом детально, безсумнівно, що він лежить в радіусі дії відомих фізичних законів.
Ефективним для технічних додатків і знайшли широке поширення виявився метод, який є розвитком проведених в Німеччині досліджень І. Лотц, запропонований в роботі. При цьому немає необхідності задовольняти рівняння в окремих точках і форма крила в плані враховується краще.
З ростом швидкості польоту для М 0 6 опір звичайних крил внаслідок стискання зростає. Їх застосування стає нераціональним. Досліди показали, що при великих дозвукових, навколозвукових і надзвукових швидкостях форма крила в плані грає не менш істотну роль, ніж форма, профілю. При цих швидкостях знайшли широке застосування крила стрілоподібні і крила малих подовжень.
Красілицікова побудувала теорію крил довільної форми в плані, що здійснюють усталене і несталий руху з надзвуковою швидкістю. Вона вивела інтегральне рівняння для потенціалу швидкості обуреного руху. Використання деякого перетворення змінних дозволило їй отримати рішення рівнянь, що враховують вплив форми крила в плані як в разі усталеного руху крила, так і в разі, коли крило здійснює гармонійні коливання. Уорда (1949) а по крилу кінцевого розмаху довільної форми в плані роботи М. Д. Хаскінда, С. В. Фальковича, М. І. Гуревича, І.
При такій формі крила літака, коли від нього відривається вихор повітря, для якого характерно обертання проти годинникової стрілки, навколо крила через необхідність збереження моменту механічного імпульсу утворюється вихор протилежного знаку. Ця різниця швидкостей тим самим збільшує тиск на крило знизу і зменшує зверху додатково до різниці тисків, створюваних при такій формі крила, коли його асиметричний профіль призводить до більшої швидкості потоку над ним за рахунок меншого розміру нижньої частини крила. Тоді тиск під тілом виявиться ще більше, ніж над ним, і з'явиться додаткова аеродинамічна сила, що має досить велику підйомну складову.
У наші дні авіація має більшою розмаїтістю конструктивних схем літаків для великих швидкостей польоту. Однією з них є літак з дельтоподібної формою крила (в плані нагадує накреслення цієї грецької букви), або з трикутною. Дельта-крило - одна з форм крил малого подовження, найбільш придатних для польоту на близько - і надзвукових швидкостях. Використовується і стреловидное крило великого подовження. Цікавою формою крила є тонке пряме крило. Обидва типи крил мають ряд аеродинамічних і конструктивних переваг в порівнянні зі звичайними крилами літаків.
Метод використовується і для розрахунку характеристик крил при нестаціонарному русі. У роботі Б. К. Скрипаля (1962) наводяться дані, необхідні для розрахунку цим методом величини індуктивного опору і підсмоктуватиметься сили для крил різної форми в плані. У роботі С. М. Білоцерківського, Е. М. Моїсеєва і В. Г. Табачнікова (1965) містяться результати систематичних розрахунків, проведених для крил з різними стреловидностью, подовженням і звуженням. Порівняння з дослідами показало, що при малих кутах атаки збіг виходить задовільним. В даний час форма крила надзвукового літака істотно ускладнюється. Крило малого подовження може мати злами по передній і задній кромці, а в деяких випадках - криволинейную передню кромку, В роботі С. М. Білоцерківського (1966) пропонується наближений метод розрахунку таких крил на основі теорії вихровий поверхні. І, Штейнберга (1964) для крил малого подовження складної форми в плані наводяться наближені формули для розрахунку сумарних аеродинамічних характеристик, а в роботі Р, І, Штейнберга і В, А. Сочнева (1965) - для розрахунку розподілу циркуляції за розмахом.
Рухливі вставки як в коаксіальних лініях, так і в хвилеводах можуть служити в якості узгоджувальних елементів. Оскільки вхідний опір діелектричної четвертьволновой вставки одно ZO /ZL, то точний вибір діелектричної проникності і розташування шайби дозволяє провести узгодження повних опорів. Більша гнучкість регулювання досягається при використанні двох діелектричних вставок, для яких можна змінювати як відстань між ними, так і положення. Ефект узгодження буде максимальним, коли ця відстань дорівнює чверті довжини хвилі, і зводиться до нуля, якщо шайби стикаються. Іноді діелектрика надають форму крила або стрижня і вводять його через подовжню щілину. Можуть бути корисними і металеві сердечники за умови, що вжиті заходи, що запобігають небезпеку контакту.
При виробництві літаків зазвичай виходять відхилення їх зовнішніх форм і розмірів від теоретичних форм і розмірів. Це є результатом похибок при виготовленні деталей і вузлів, похибок складальних пристосувань, похибок при обробці і фарбуванні. Крім того, при потоковому або серійнсм виробництві літак зазвичай дещо відрізняється по своїх зовнішніх формах і обробці від досвідченого зразка. Завданням аеродинаміки є тут встановлення допустимих відхилень для розмірів, форми і стану поверхні як окремих частин, так і літального апарату в цілому. Встановлення цих допустимих при виробництві відхилень набуває особливого значення останнім часом у зв'язку з тим, що при великих швидкостях польоту навіть незначна шорсткість поверхні або зміна форми крила може спричинити за собою істотне зниження швидкості або інших льотних даних випускається літака.
Теорію крила кінцевого розмаху дозволило створити використання основоположною теореми М. Є. Жуковського про зв'язок підйомної сили з циркуляцією і моделі течії з приєднаним вихором, так що ця теорія є логічним продовженням і розвитком ідей, складових фундамент теорії крила нескінченного розмаху. У 1913 і 1914 рр. їм були отримані перші формули для підйомної сили і індуктивного опору. Вони були повідомлені на третьому повітроплавному з'їзді в Петербурзі. Прандтлем для крил великого відносного подовження. У роботі Б. Н. Юр'єва (1926) був застосований геометричний прийом, в якому використовувалося припущення про те, що розподіл циркуляції близько до еліптичному і що відхилення від цього розподілу повторюють форму крила в плані. Аналітичні методи, що застосовувалися на початковому етапі розвитку теорії для отримання наближених рішень, складалися в вимозі задоволення основного рівняння в обмеженому числі точок за розмахом. Так, в методі тригонометричних розкладів В. В. Голубєв (1931) замінив нескінченний тригонометричний ряд тригонометричним многочленом, звівши нескінченну систему рівнянь до кінцевої системі, в якій число невідомих відповідає числу членів розкладання циркуляції і числу точок на крилі.
Я знав, що двигун літака хороший для швидкостей вище тих, які ми коли-небудь намагалися розвивати. Погода була така ясна, небо таке блакитне, повітря такий спокійний, що я не встояв і додав швидкості. Регулятор тільки злегка гойднувся, і через п'ять хвилин або близько того все було спокійно. Вихлопна труба ледь зовсім зігнулася, кілька квадратних дюймів з одного боку все ще відкриті. У кабіні ставало тепло, тому я подав ще трохи повітря в вихровий холодильник. Я міг бачити невеликий струс за вікном ілюмінатора, тому відрегулював форму крила, і воно зникло.
Форма крила в плані (стріловидність передньої кромки) впливає на опір і підйомну силу.
Для деяких форм крила в плані відшукання розподілу параметрів потоку в точках поверхні крила істотно спрощується в порівнянні із загальним випадком.
При такій формі крила літака, коли від нього відривається вихор повітря, для якого характерно обертання проти годинникової стрілки, навколо крила через необхідність збереження моменту механічного імпульсу утворюється вихор протилежного знаку.
Установка поворотною заслінки при регулюванні вапняної суспензії. Конструктивно поворотні заслінки розрізняються за формою крила. У системах регулювання реагентів застосовуються заслінки з плоским крилом.
Підвищення стійкості по перевантаженню при переході від дозвукового польоту до надзвукового. Великий вплив на положення фокусу надає форма крила в плані. Наприклад, експериментально виявлено, що трикутні крила характеризуються відносно меншим зміщенням фокусу при збільшенні числа М, ніж прямі або стрілоподібні крила. Не виключена можливість створення і таких крил, які матимуть приблизно однакове становище фокусу при різних швидкостях польоту.
Збільшення су при відхиленні щитка пояснюється зміною форми крила, яке можна умовно звести до збільшення кута атаки і угнутості профілю, а також поліпшенням обтікання верхньої поверхні крила за рахунок підсосу прикордонного шару в розріджену зону позаду щитка.
Чудовим прикладом використання цього принципу є відкрита Жуковським форма крила літака.
Уявімо собі для конкретності, що потрібно вибрати форм крила, при якій швидкість польоту, необхідна для підтримки даного літака в умовах горизонтального руху, буде найменшою. Мінімальна для даного літака швидкість. Зазвичай прагнуть до того, щоб вона була якомога меншою, так як при цьому буде мінімальною довжина пробігу літака при посадці і, що особливо важливо в разі сильно навантаженого літака, довжина розбігу при зльоті.
В цьому випадку наша задача вирішується просто: форму крила треба взяти таку, щоб його глибина була пропорційна заданої для розглянутого перетину підйомної силі. Отже, для того щоб крило мало еліптичне розподіл підйомної сили, йому необхідно надати форму, складену з двох напівеліпса, наприклад зображену на фіг. Завдяки такій формі центри тиску окремих профілів розташовуються на одній прямій, так що це крило дійсно можна замінювати прямолінійним несучим вихором.
На жаль, експериментальні дані не підтверджують зміни підйомної сили зі зміною форми крила, зазначених вище теорією Жуковського.
Значно менш поширені осьові вентилятори з так званими профільними лопатками, мають форму крила літака, або Чечевицеподібних. Ці вентилятори за рахунок великої міцності лопаток здатні розвивати великі тиску, ніж вентилятори з листовими лопатками.
У порівнянні з ізольованим крилом підйомна сила такого ж за розмірами і формою крила при його приєднання до корпусу збільшується. Це відбувається тому, що потік, обурений корпусом, обтікає крило під великими місцевими кутами атаки. При цьому зростає перепад тисків знизу і зверху крила, що і обумовлює збільшення його підйомної сили.
До вказаних чинників в першу чергу потрібно віднести кути атаки і ковзання, форму крила в плані, відстань від поверхні розділу.
Корпус датчика (рис. 76), який призначається для дослідження дисперсного потоку, що рухається в трубі, має форму крила і наступні основні розміри: товщиною 3 2 довжину 38 ширину 228 мм. У корпусі (2) датчика є дві канавки на відстанях 1 7 і 6 8 мм, по яких проходять дві капілярні трубки з внутрішнім діаметром 0 7 мм. Трубки закріплюються в канавках за допомогою епоксидної смоли. У центральній частині датчика на його кромці, зверненої до потоку, є проріз шириною 0 8 і довжиною 9 5 мм.
Рідинні заспокоювачі застосовують, якщо необхідно отримати значний коефіцієнт заспокоєння, або в тому випадку, коли введення додаткової деталі у формі крила повітряного успокоителя призводить до неприпустимого збільшення моменту інерції рухомої частини ІМ. Рідинні заспокоювачі бувають двох видів. У одних вся рухома частина ІМ поміщена у футляр з рідиною - маслом або спиртом. У вузькій щілині між рухомим 5 і нерухомим 7 кільцями крапля 6 практично несохнущей (час 50% - ного висихання - до 50 років) кремнийорганической рідини надійно утримується силами по-рерхностного натягу. В Залежно від в'язкості рідини досягається різна ступінь заспокоєння.
Рідинні заспокоювачі застосовують, якщо необхідно отримати значний коефіцієнт заспокоєння, або в тому випадку, коли введення додаткової деталі у формі крила повітряного успокоителя призводить до неприпустимого збільшення моменту інерції рухомої частини ІМ. Рідинні заспокоювачі бувають двох видів. У одних вся рухома частина ІМ поміщена у футляр з рідиною - маслом або спиртом. У вузькій щілині між рухомим 5 і нерухомим 7 кільцями крапля 6 практично несохнущей (час 50% - ного висихання - до 50 років) кремнийорганической рідини надійно утримується силами поверхневого натягу. Залежно від в'язкості рідини досягається різна ступінь заспокоєння.
Вуалювати відображення. | Схематичне зображення забороненого кута. А - вуалювати відображення, викликані арматурою з компонентом світловіддачі, спрямованим строго вниз; Б - світильники з світлорозподілом в формі крила кажана, призначені для попередження вуалювати відображень на горизонтальну робочу поверхню.
Загальна ідея очевидна: якщо потрібно міняти масу тіла, що рухається, а масу міняти не можна з певних міркувань, то тілу треба надати форму крила і, змінюючи нахил крила до напрямку руху, отримувати додаткову силу, спрямовану в потрібну сторону.
Так як циркуляція залежить не тільки від форми профілю, але також від кута атаки і від глибини крила, то звідси випливає, що рішення поставленого завдання про форму крила при заданій підйомній силі неоднозначно.
Коефіцієнт опору. В початку 1947 р стали з'являтися роботи, в яких пропонувалися, методи вирішення задач про усталеному і несталому обтіканні крил з урахуванням кінцевого ефекту стосовно різним приватним видам форм крила в плані.
Численні експериментальні дослідження показують, що па багнистих крилах трикутної і близькою до них форми в плані (Малого подовження і великий стрілоподібності) з гострою передньою кромкою при помірних кутах атаки ішможпо стійке стаціомаріос відривний обтікання з утворенням носовій безглузді н згортанням її і спіральні джгути, аналогічне обтіканню бічної кромки прямокутного і близького йому за формою крила малого подовження. Через а пліянія посопих ннхрсй таке обтікання супроводжується збільшенням підйомному сили.
У роботі Ю. Л. Жиліна (1964) визначається Наївигоднейшая форма крила в плані поблизу землі. При малих відстанях до землі форма крила, що має найменшу індуктивний опір, істотно відрізняється від еліптичної в сторону більш швидкого зменшення хорди крила за розмахом.
У наші дні авіація має більшою розмаїтістю конструктивних схем літаків для великих швидкостей польоту. Однією з них є літак з дельтоподібної формою крила (в плані нагадує накреслення цієї грецької букви), або з трикутною. Дельта-крило - одна з форм крил малого подовження, найбільш придатних для польоту на близько - і надзвукових швидкостях. Використовується і стреловидное крило великого подовження. Цікавою формою крила є тонке пряме крило. Обидва типи крил мають ряд аеродинамічних і конструктивних переваг в порівнянні зі звичайними крилами літаків.
Місце виникнення відриву і подальший його розвиток визначаються формою крила в плані. Для перетинів аеродинамічний плоского крила нескінченного розмаху з незмінним профілем коефіцієнт підйомної сили обмежений значенням з тах, яке для заданого профілю залежить від числа Re VJ /i. У будь-якому перетині по розмаху крила коефіцієнт підйомної сили ссіеач не може перевищити зазначеного вище максимального значення.
У розділі 6 ми розглядали завдання про ефективність захоплення частинок циліндром, розташованим перпендикулярно до повітряного потоку. Аналогічне завдання про зіткнення частинок з колекторами, які мають форму крила, детально досліджувалася в Лабораторії Льюїса при Національному консультативному комітеті з аеронавтики (США) за допомогою диференціальних аналізаторів ш, ш, пз (і було дано критичне обговорення опублікованих даних 1.4. Ми ж будемо виходити з моделі циліндричного колектора, так як цей випадок простіше і може бути застосований при розгляді обмерзання частин кістяка літака.
Обтічна форма транспортних машин, яка, втім, тоді звелася до вирівнювання кутів, прийшла в автомобілебудування з авіації, де вона була не тільки доцільною, але і просто необхідною. Таким чином теоретичні праці М. Є. Жуковського, в яких вирішувалися основні питання форми крила літака, вплинули також і на розробку форми інших транспортних (та й не тільки транспортних) машин.
Узгоджені навантаження в хвилеводі. Дуже зручним елементом для змінного атенюатора в прямокутному хвилеводі, в якому поширюється хвиля виду TE0i, є резистивная плівка[62], паралельна силовим лініям електричного поля. В одній з конструкцій атенюатора така плівка, нанесена на рухому діелектричну пластину в формі крила, вводиться через щілину, що прорізає в широкій стінці хвилеводу паралельно осі поширення. Приклад пристрою такого атенюатора, що застосовується на частоті 35 Ггц, показаний на рис. 413; у міру введення в хвилевід пластини загасання зростає до максимальної величини близько 20 дб. Витік енергії через щілину в хвилеводі можна зменшити за допомогою відповідних поглинаючих матеріалів, наявних у неї країв.
При проектуванні літального апарату виникає, по-перше, завдання вибору зовнішніх форм літального апарату і його частин. Було б неправильно уявляти собі, що для всіх випадків існує найкраща, так би мовити ідеальна, форма крила, фюзеляжу і інших частин літака. Насправді кожної швидкості, вантажопідйомності або іншому умові, висунутій до літака, відповідає своя, найкраща з аеродинамічній точки зору, зовнішня форма. Так, наприклад, транспортний, тихохідний літак повинен мати порівняно товсті крила, тоді як швидкісного необхідні тонкі. Навіть зовнішній вигляд удобообтекаемой форми змінюється при зміні швидкості польоту: для малих швидкостей вона закруглена спереду, для великих (надзвукових) - загострена. Завданням аеродинаміки при проектуванні є вибір найкращих зовнішніх форм літального апарату, відповідно до технічних умов, пред'являються проектованого об'єкту.
Видом, формою нагадує стрілу (в 1 знач. Стріловидну форма крила, а На аеродромі стоять потужні стрілоподібні літаки. Для жорстких дисків необхідні плаваючі головки. Сврім назвою вони зобов'язані аеродинамічному елементу, що має форму крила літака. Розміщується в його центрі магнітна головка плаває над поверхнею диска в стані динамічної рівноваги, коли сила відштовхування, створювана якого тягло (обертовим диском) повітрям, дорівнює силі пружини, яка прагне притиснути головку до диска.
Хоча формальна генетика просувалася вперед стрибками протягом останніх 40 - 50 років, наші знання в цій галузі досі все ще досить поверхневі. Що стосується центральної проблеми самоудвоения, то Дельбрук (1941 р) вдалося дати детальну, але гіпотетичну картину того, як амінокислоти можуть нанизуватися і утворювати конфігурацію, що перевершує раніше існуючу модель гена квантово-механічним резонансом на ділянці пептидних зв'язків. Зв'язок між геном і видимою ознакою, наприклад між формою крила дрозофіли, званої jaunty, і контролюючим його геном, є, звичайно, ланцюгом проміжних взаємодій. Коли невеликий шматочок твердого кристалічного тіла змушує насичений розчин того ж речовини кристалізуватися, ми стаємо свідками того, як зародок порядку здатний поширити порядок. Хоча ми ще не здатні простежити за фізичним процесом детально, безсумнівно, що він лежить в радіусі дії відомих фізичних законів.
Ефективним для технічних додатків і знайшли широке поширення виявився метод, який є розвитком проведених в Німеччині досліджень І. Лотц, запропонований в роботі. При цьому немає необхідності задовольняти рівняння в окремих точках і форма крила в плані враховується краще.
З ростом швидкості польоту для М 0 6 опір звичайних крил внаслідок стискання зростає. Їх застосування стає нераціональним. Досліди показали, що при великих дозвукових, навколозвукових і надзвукових швидкостях форма крила в плані грає не менш істотну роль, ніж форма, профілю. При цих швидкостях знайшли широке застосування крила стрілоподібні і крила малих подовжень.
Красілицікова побудувала теорію крил довільної форми в плані, що здійснюють усталене і несталий руху з надзвуковою швидкістю. Вона вивела інтегральне рівняння для потенціалу швидкості обуреного руху. Використання деякого перетворення змінних дозволило їй отримати рішення рівнянь, що враховують вплив форми крила в плані як в разі усталеного руху крила, так і в разі, коли крило здійснює гармонійні коливання. Уорда (1949) а по крилу кінцевого розмаху довільної форми в плані роботи М. Д. Хаскінда, С. В. Фальковича, М. І. Гуревича, І.
При такій формі крила літака, коли від нього відривається вихор повітря, для якого характерно обертання проти годинникової стрілки, навколо крила через необхідність збереження моменту механічного імпульсу утворюється вихор протилежного знаку. Ця різниця швидкостей тим самим збільшує тиск на крило знизу і зменшує зверху додатково до різниці тисків, створюваних при такій формі крила, коли його асиметричний профіль призводить до більшої швидкості потоку над ним за рахунок меншого розміру нижньої частини крила. Тоді тиск під тілом виявиться ще більше, ніж над ним, і з'явиться додаткова аеродинамічна сила, що має досить велику підйомну складову.
У наші дні авіація має більшою розмаїтістю конструктивних схем літаків для великих швидкостей польоту. Однією з них є літак з дельтоподібної формою крила (в плані нагадує накреслення цієї грецької букви), або з трикутною. Дельта-крило - одна з форм крил малого подовження, найбільш придатних для польоту на близько - і надзвукових швидкостях. Використовується і стреловидное крило великого подовження. Цікавою формою крила є тонке пряме крило. Обидва типи крил мають ряд аеродинамічних і конструктивних переваг в порівнянні зі звичайними крилами літаків.
Метод використовується і для розрахунку характеристик крил при нестаціонарному русі. У роботі Б. К. Скрипаля (1962) наводяться дані, необхідні для розрахунку цим методом величини індуктивного опору і підсмоктуватиметься сили для крил різної форми в плані. У роботі С. М. Білоцерківського, Е. М. Моїсеєва і В. Г. Табачнікова (1965) містяться результати систематичних розрахунків, проведених для крил з різними стреловидностью, подовженням і звуженням. Порівняння з дослідами показало, що при малих кутах атаки збіг виходить задовільним. В даний час форма крила надзвукового літака істотно ускладнюється. Крило малого подовження може мати злами по передній і задній кромці, а в деяких випадках - криволинейную передню кромку, В роботі С. М. Білоцерківського (1966) пропонується наближений метод розрахунку таких крил на основі теорії вихровий поверхні. І, Штейнберга (1964) для крил малого подовження складної форми в плані наводяться наближені формули для розрахунку сумарних аеродинамічних характеристик, а в роботі Р, І, Штейнберга і В, А. Сочнева (1965) - для розрахунку розподілу циркуляції за розмахом.
Рухливі вставки як в коаксіальних лініях, так і в хвилеводах можуть служити в якості узгоджувальних елементів. Оскільки вхідний опір діелектричної четвертьволновой вставки одно ZO /ZL, то точний вибір діелектричної проникності і розташування шайби дозволяє провести узгодження повних опорів. Більша гнучкість регулювання досягається при використанні двох діелектричних вставок, для яких можна змінювати як відстань між ними, так і положення. Ефект узгодження буде максимальним, коли ця відстань дорівнює чверті довжини хвилі, і зводиться до нуля, якщо шайби стикаються. Іноді діелектрика надають форму крила або стрижня і вводять його через подовжню щілину. Можуть бути корисними і металеві сердечники за умови, що вжиті заходи, що запобігають небезпеку контакту.
При виробництві літаків зазвичай виходять відхилення їх зовнішніх форм і розмірів від теоретичних форм і розмірів. Це є результатом похибок при виготовленні деталей і вузлів, похибок складальних пристосувань, похибок при обробці і фарбуванні. Крім того, при потоковому або серійнсм виробництві літак зазвичай дещо відрізняється по своїх зовнішніх формах і обробці від досвідченого зразка. Завданням аеродинаміки є тут встановлення допустимих відхилень для розмірів, форми і стану поверхні як окремих частин, так і літального апарату в цілому. Встановлення цих допустимих при виробництві відхилень набуває особливого значення останнім часом у зв'язку з тим, що при великих швидкостях польоту навіть незначна шорсткість поверхні або зміна форми крила може спричинити за собою істотне зниження швидкості або інших льотних даних випускається літака.
Теорію крила кінцевого розмаху дозволило створити використання основоположною теореми М. Є. Жуковського про зв'язок підйомної сили з циркуляцією і моделі течії з приєднаним вихором, так що ця теорія є логічним продовженням і розвитком ідей, складових фундамент теорії крила нескінченного розмаху. У 1913 і 1914 рр. їм були отримані перші формули для підйомної сили і індуктивного опору. Вони були повідомлені на третьому повітроплавному з'їзді в Петербурзі. Прандтлем для крил великого відносного подовження. У роботі Б. Н. Юр'єва (1926) був застосований геометричний прийом, в якому використовувалося припущення про те, що розподіл циркуляції близько до еліптичному і що відхилення від цього розподілу повторюють форму крила в плані. Аналітичні методи, що застосовувалися на початковому етапі розвитку теорії для отримання наближених рішень, складалися в вимозі задоволення основного рівняння в обмеженому числі точок за розмахом. Так, в методі тригонометричних розкладів В. В. Голубєв (1931) замінив нескінченний тригонометричний ряд тригонометричним многочленом, звівши нескінченну систему рівнянь до кінцевої системі, в якій число невідомих відповідає числу членів розкладання циркуляції і числу точок на крилі.
Я знав, що двигун літака хороший для швидкостей вище тих, які ми коли-небудь намагалися розвивати. Погода була така ясна, небо таке блакитне, повітря такий спокійний, що я не встояв і додав швидкості. Регулятор тільки злегка гойднувся, і через п'ять хвилин або близько того все було спокійно. Вихлопна труба ледь зовсім зігнулася, кілька квадратних дюймів з одного боку все ще відкриті. У кабіні ставало тепло, тому я подав ще трохи повітря в вихровий холодильник. Я міг бачити невеликий струс за вікном ілюмінатора, тому відрегулював форму крила, і воно зникло.